CZ302336B6 - System for correction of inertial navigation systems inaccuracy - Google Patents
System for correction of inertial navigation systems inaccuracy Download PDFInfo
- Publication number
- CZ302336B6 CZ302336B6 CZ20100011A CZ201011A CZ302336B6 CZ 302336 B6 CZ302336 B6 CZ 302336B6 CZ 20100011 A CZ20100011 A CZ 20100011A CZ 201011 A CZ201011 A CZ 201011A CZ 302336 B6 CZ302336 B6 CZ 302336B6
- Authority
- CZ
- Czechia
- Prior art keywords
- output
- input
- microprocessor system
- pressure sensor
- differential pressure
- Prior art date
Links
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
- G01C25/00—Manufacturing, calibrating, cleaning, or repairing instruments or devices referred to in the other groups of this subclass
- G01C25/005—Manufacturing, calibrating, cleaning, or repairing instruments or devices referred to in the other groups of this subclass initial alignment, calibration or starting-up of inertial devices
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
- G01C21/00—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00
- G01C21/10—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration
- G01C21/12—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration executed aboard the object being navigated; Dead reckoning
- G01C21/16—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration executed aboard the object being navigated; Dead reckoning by integrating acceleration or speed, i.e. inertial navigation
- G01C21/183—Compensation of inertial measurements, e.g. for temperature effects
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01P—MEASURING LINEAR OR ANGULAR SPEED, ACCELERATION, DECELERATION, OR SHOCK; INDICATING PRESENCE, ABSENCE, OR DIRECTION, OF MOVEMENT
- G01P21/00—Testing or calibrating of apparatus or devices covered by the preceding groups
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Manufacturing & Machinery (AREA)
- Navigation (AREA)
- Measuring Fluid Pressure (AREA)
Abstract
Description
Oblast technikyTechnical field
Předkládané řešení se týká systému pro měření náklonů tělesa v prostoru pro orientační a navigační účely, který koriguje nepřesnosti systémů inerciální navigace. Využívá se zde znalostí umístění senzorů a změřeného rozdílu tlaků, který vyplývá z vlastností zemské atmosféry. Metoda, kterou systém pracuje, se obzvláště hodí v oblasti zpřesnění údajů z inerciálních senzorů io malých letadel.The present invention relates to a system for measuring body tilt in space for orientation and navigation purposes, which corrects the inaccuracy of inertial navigation systems. It uses the knowledge of the location of the sensors and the measured pressure difference resulting from the properties of the Earth's atmosphere. The method used by the system is particularly useful for refining inertial sensor data as well as for small aircraft.
Dosavadní stav techniky i5 Letadla, která se pohybují v atmosférickém obalu země, určují svoji orientaci v prostoru, tzv. polohové úhly, tj. podélný sklon, viz obrázek 1A, a příčný náklon, viz obrázek 1B, na základě vizuálních podnětů při tzv. letech za viditelnosti nebo na základě signálů z přístrojů při tzv. letech podle přístrojů. Pro určení orientace v případě letů za viditelnosti pilot používá k orientaci čáru horizontu, podle které udržuje letadlo v požadované orientaci. V případě letů podle přístrojů je čára horizontu zobrazena jedním z přístrojů na palubní desce. Informace o náklonech letadla je měřena pomocí snímačů, které trvale monitorují zrychlení, tzv. akcelerometry, a úhlové rychlosti ve všech třech osách letounu. Jednotce měření orientace v prostoru se říká gyroskop nebo jednotka inerciální navigace. V praxi se používají systémy založené na optickém principu, na principu setrvačnosti rotující hmoty a pohybu hmotnostního elementu po dráze. Systémy založené na principu rotující hmoty, tedy mechanické gyroskopy, trpí problémy, které souvisejí šrotující mechanickou částí měřicího systému. Tyto přístroje jsou mechanicky náročné na výrobu a údržbu, tudíž a nákladné. Systémy založené na optickém principu využívají pro určení úhlové rychlosti interference světel generovaných zdrojem záření pri průchodu optickou cestou různé délky. V praxi jsou označované jako laserové gyroskopy, které jsou velmi přesné a velmi náklad30 né.BACKGROUND OF THE INVENTION Airplanes moving in the atmospheric envelope of the earth determine their orientation in space, the so-called positional angles, i.e. longitudinal slope, see Figure 1A, and the lateral tilt, see Figure 1B, based on visual cues during in visibility or based on instrument signals on instrument flights. To determine the orientation for visual operations, the pilot uses the horizon line to maintain the aircraft in the required orientation. For instrument flights, the horizon line is displayed by one of the dashboard instruments. The tilt information is measured using sensors that continuously monitor acceleration, so-called accelerometers, and angular velocity in all three axes of the airplane. The unit of measurement of orientation in space is called a gyroscope or unit of inertial navigation. In practice, systems based on the optical principle, the principle of inertia of the rotating mass and the movement of the mass element along the path are used. Systems based on the principle of rotating mass, ie mechanical gyroscopes, suffer from the problems associated with the scrapping mechanical part of the measuring system. These devices are mechanically demanding in terms of production and maintenance, and therefore expensive. Optical-based systems use different lengths to determine the angular velocity of the interference of the lights generated by the radiation source when passing through the optical path. In practice, they are referred to as laser gyroscopes, which are very accurate and very costly30.
V poslední době hojně vyvíjené a levné mikromechanické systémy označované MEMS pracují na principu, který využívá pohybu hmotnostního elementu na pružném ramenní, kterýje vytvořený v křemíkové struktuře. Pohyb hmotnostního elementu je snímán různými principy, například jako změna kapacity mezi elektrodami. Bohužel přesnost tohoto systému není dostatečná pro navigační aplikace a velmi závisí na faktorech okolního prostředí, např. teploty. V případě použití těchto senzorů v jednotce inerciální navigace dochází časem nezanedbatelnému driftu výstupní hodnoty, kdy měřený údaj pomalu přechází na nesprávnou hodnotu vlivem nepřesností výroby senzorů, měřicího řetězce a výpočetního systému jako je např. numerická integrace dat. Tato nepřesnost se začne projevovat v době rádu desítek minut.Recently widely developed and inexpensive micromechanical systems known as MEMS operate on the principle that utilizes the movement of a mass element on a flexible shoulder formed in a silicon structure. The movement of the mass element is sensed by different principles, for example as a change in capacity between electrodes. Unfortunately, the accuracy of this system is not sufficient for navigation applications and depends very much on environmental factors such as temperature. When these sensors are used in an inertial navigation unit, there is a time-consuming drift of the output value, where the measured value slowly changes to the wrong value due to inaccuracies in sensor production, measurement chain and computing system such as numerical data integration. This inaccuracy will begin to appear in the order of tens of minutes.
Podstata vynálezuSUMMARY OF THE INVENTION
Výše popsané nedostatky inerciálních systémů jsou odstraněné systémem pro korekci nepřesností systémů inerciální navigace na základě měření náklonů tělesa v atmosféře, které je zatížené stále stejnou chybou měření.The above-described deficiencies of the inertial systems are eliminated by the system for correcting the inaccuracies of the inertial navigation systems by measuring the tilt of the body in the atmosphere, which is still subject to the same measurement error.
Podstatou nového systému je, že je tvořen prvním diferenciálním senzorem tlaku, jehož jeden vstup je připojen pomocí prvního tlakového přívodu k prvnímu snímacímu místu tělesa a jehož druhý vstup je připojen pomocí druhého tlakového přívodu k druhému snímacímu místu. Výstup tohoto prvního diferenciálního senzoru tlaku je připojen přes zesilující element na vstup analogově digitálního převodníku, jehož výstup je spojen s mikroprocesorovým systémem. Tento mikroprocesorový systém je tvořen vzájemně propojenými bloky, a to blokem vstupů, výpočetní jed55 notkou, pamětí a blokem výstupních obvodů a je spolu s celým systémem měření napojen na blokThe essence of the new system is that it consists of a first differential pressure sensor, one of which is connected via a first pressure port to a first sensing point of the body and whose second inlet is connected via a second pressure port to a second sensing point. The output of this first differential pressure sensor is connected via an amplifying element to the input of an analog-to-digital converter whose output is coupled to a microprocessor system. This microprocessor system consists of interconnected blocks, namely an input block, a computing unit, a memory and an output circuit block, and it is connected to the block together with the whole measuring system.
- 1 CZ 302336 B6 distribuce napájení, propojený s externím zdrojem pomocí vstupu napájení. První výstup mikroprocesorového systému je připojen na zobrazovací přístroj. První a druhé snímací místo jsou umístěna symetricky vzhledem k těžišti tělesa. Mikroprocesorový systém je rovněž opatřen druhým výstupem pro ovládání externích zařízení.A power distribution, connected to an external power supply via a power input. The first output of the microprocessor system is connected to a display device. The first and second sensing points are located symmetrically with respect to the center of gravity of the body. The microprocessor system is also provided with a second output for controlling external devices.
V jednom výhodném provedení má mikroprocesorový systém první výstup zároveň propojen s korekčním blokem kam je připojen i výstup systému inerciální navigace. Tento korekční blok opatřen rozhraním zpřesněných údajů inerciálního systému.In one preferred embodiment, the microprocessor system has the first output simultaneously coupled to a correction block to which the output of the inertial navigation system is also connected. This correction block is provided with an interface of more accurate data of the inertial system.
io V jiném výhodném provedení systém obsahuje druhý diferenciální senzor tlaku, jehož vstupy jsou připojeny k opačným koncům prvního a druhého tlakového přívodu než vstupy prvního diferenciálního senzoru tlaku. Zesilující element je v tomto případě realizován jako rozdílový zesilovač, na jehož invertující vstup je připojen výstup prvního diferenciálního senzoru tlaku a na jeho neinvertující vstup je připojen výstup druhého diferenciálního senzoru tlaku.In another preferred embodiment, the system comprises a second differential pressure sensor whose inputs are connected to opposite ends of the first and second pressure ports than the inputs of the first differential pressure sensor. The amplifying element is in this case implemented as a differential amplifier, to whose inverting input the output of the first differential pressure sensor is connected and to its non-inverting input is connected the output of the second differential pressure sensor.
Výhodné rovněž je, jsou-li vstupy prvního a druhého diferenciálního senzoru tlaku k prvnímu a druhému tlakovému přívodu připojeny přes tlakový přepínač, který je připojen na druhý výstup mikroprocesorového systému.It is also advantageous if the inputs of the first and second differential pressure sensors are connected to the first and second pressure ports via a pressure switch which is connected to the second output of the microprocessor system.
Výhodou navrženého systému je měření náklonu letounu zcela odlišným způsobem, než jaký je v současné době běžně používaný. Systém umožňuje měření náklonu tělesa v atmosféře, které je zatížené stále stejnou a v čase nerostoucí chybou, která není dále znásobena vlivem integrace ve výpočetním systému, Z popsaných důvodů je možné navržený systém použít jako korekční člen výstupů levných senzorů inerciální navigace.The advantage of the proposed system is the measurement of the airplane tilt in a completely different way than is currently used. The system allows the measurement of the inclination of the body in the atmosphere, which is burdened by the same and non-increasing error, which is not multiplied by the integration in the computing system. For the reasons described, the proposed system can be used as a correction term.
Přehled obrázků na výkresechOverview of the drawings
Systém pro korekci nepřesnosti systémů inerciální navigace a jeho funkce jsou dále popsány pomocí přiložených výkresů. Na obr. 1A a 1B jsou uvedeny příklady umístění měřicích míst a další údaje pro realizaci měření u letadla, přičemž obr. 1A znázorňuje podélný sklon letadla a obr. 1B jeho příčný náklon. Na obr. 2 je uvedeno blokové schéma zapojení měřicího systému. Obr. 3 ukazuje závislost tlakové diference vztažené na jeden metr a na výšku nad povrchem země.The system for correcting the inaccuracy of inertial navigation systems and its functions are further described in the accompanying drawings. Figures 1A and 1B show examples of the location of measuring points and other data for realizing measurements on an aircraft, wherein Fig. 1A shows the longitudinal slope of the aircraft and Fig. 1B its lateral tilt. Fig. 2 shows a block diagram of the measurement system connection. Giant. 3 shows the pressure difference relative to one meter and the height above the ground.
Příklady provedení vynálezuDETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION
Systém pro korekcí nepřesností systémů inerciální navigace podle příkladu uvedeného na obr. 2 je tvořen prvním diferenciálním senzorem I tlaku, který je jedním svým vstupem připojen pomocí prvního tlakového přívodu 2 k prvnímu snímacímu místu 3 tělesa 4, kterým je zde letadlo. Druhý vstup prvního diferenciálního senzoru tlaku 1 je připojen pomocí druhého tlakového přívodu 5 k druhému snímacímu místu 6 a jeho výstup je připojen přes zesilující element 7 pomocí vodiče 8 na vstup analogově digitálního převodníku 9. Výstup analogově digitálního převodníkuThe system for correcting the inaccuracies of the inertial navigation systems of the example shown in Fig. 2 consists of a first differential pressure sensor 1, which is connected via one input to the first sensing point 3 of the body 4, which is an aircraft. The second input of the first differential pressure sensor 1 is connected via the second pressure inlet 5 to the second sensing point 6 and its output is connected via the amplifying element 7 via the conductor 8 to the input of the A / D converter 9. A / D converter output
9 je spojen s mikroprocesorovým systémem W. Mikroprocesorový systém ]_0 tvoří vzájemně propojenými bloky, a to blok H vstupů, výpočetní jednotka 12, paměť 13 a blok Í4 výstupních obvodů a je spolu s celým systémem měření napojen na blok 15 distribuce napájení výstupem 25, propojený s externím zdrojem pomocí vstupu napájení J_6. Podrobné propojení napájení není pro lepší přehlednost na výkrese uvedeno. První výstup 17 mikroprocesorového systému W je při50 pojen na zobrazovací přístroj 18, První snímací místo 3 a druhé snímací místo 6 jsou umístěna symetricky vzhledem k těžišti tělesa 4 a mikroprocesorový systém 10 je opatřen druhým výstupem 19 pro ovládání externích zařízení. Takto vypadá základní provedení systému. Na obr. 2 jsou ale naznačeny i možnosti jeho úpravy. Jednou z nich je, že mikroprocesorový systém 10 má první výstup 17 zároveň propojen s korekčním blokem 20 kam je připojen i výstup systému9 is connected to the microprocessor system W. The microprocessor system 10 forms interconnected blocks, namely the input block H, the computing unit 12, the memory 13 and the output circuit block 14, and is connected to the power distribution block 15 via the output 25. connected to an external power supply via the power input 16. A detailed power connection is not shown in the drawing for clarity. The first output 17 of the microprocessor system W is coupled to the display device 18 at 50, the first and third sensing points 3 and 6 are symmetrical to the center of gravity of the body 4, and the microprocessor system 10 is provided with a second output 19 for controlling external devices. This is the basic design of the system. In Fig. 2, however, the possibilities of its modification are also indicated. One is that the microprocessor system 10 has a first output 17 simultaneously coupled to a correction block 20 where the system output is also connected
- 7 .- 7.
inerciální navigace 2JL Korekční blok 20 opatřen rozhraním 22 zpřesněných údajů inerciálního systému.Inertial navigation 21 The correction block 20 is provided with an interface 22 of refined inertial data.
Další modifikací systému je, že je zařazen druhý diferenciální senzor 23 tlaku, jehož vstupy jsou připojeny k opačným koncům prvního tlakového přívodu 2 a druhého tlakového přívodu 5 než vstupy prvního diferenciálního senzoru 1 tlaku. Zesilující element 7 je v tomto případě realizován jako rozdílový zesilovač, na jehož invertuj ící vstup je připojen výstup prvního diferenciálního senzoru 1 tlaku a na jeho neinvertující vstup je připojen výstup druhého diferenciálního senzoru 23 tlaku.A further modification of the system is that a second differential pressure sensor 23 is provided whose inputs are connected to opposite ends of the first pressure inlet 2 and the second pressure inlet 5 than the inputs of the first differential pressure sensor 1. The amplifying element 7 is in this case implemented as a differential amplifier, to whose inverting input the output of the first differential pressure sensor 1 is connected and to the non-inverting input the output of the second differential pressure sensor 23 is connected.
Další možností úpravy systému je, že vstupy prvního diferenciálního senzoru J. tlaku a druhého diferenciálního senzoru 23 tlaku jsou k prvnímu tlakovému přívodu 2 a k druhému tlakovému přívodu 5 připojeny přes tlakový přepínač 24, který je připojen na druhý výstup J_9 mikroprocesorového systému 10.Another possibility of adjusting the system is that the inputs of the first differential pressure sensor 11 and the second differential pressure sensor 23 are connected to the first pressure port 2 and the second pressure port 5 via a pressure switch 24 which is connected to the second output 19 of the microprocessor system 10.
Podstatou měření je úbytek atmosférického tlaku vzduchu v závislosti na výšce, a to, že těleso 4, v daném příkladě letoun, je složený ze symetricky umístěných prvků, které v průběhu letu zrcadlově mění polohu vůči těžišti letounu. Například v případě zatáčení letadla je konec křídla na vnitřní straně zatáčky umístěn pod bodem těžiště, zatímco křídlo na druhé straně je vyvýšeno nad těžiště. V tomto náklonu vzniká mezi body na koncích pravého a levého křídla délková a také tlaková diference ve vertikální rovině. Pro tento případ platí, že vertikální vzdálenost je tím větší, čím větší je délka křídla a náklon letadla. Metoda měření náklonu využívající principu měření rozdílu tlaků v různých částech konstrukce letounu diferenciálním senzorem se opírá o fyzikální vlastnosti atmosféry, které jsou popsány rovnicí:The essence of the measurement is the loss of atmospheric air pressure as a function of altitude, and that the body 4, in the present example the airplane, is composed of symmetrically positioned elements which mirror the position relative to the center of gravity of the airplane during flight. For example, in the case of an aircraft turn, the wing tip on the inside of the turn is located below the center of gravity point, while the wing on the other side is raised above the center of gravity. In this tilt, a length and pressure difference in the vertical plane arises between the points at the ends of the right and left wings. In this case, the vertical distance is the greater the longer the wing length and the tilt of the aircraft. The tilt measurement method using the differential pressure measurement principle in different parts of the airplane structure is based on the physical properties of the atmosphere, which are described by the equation:
(1}(1)
Kde H je výška měřená od vztažené úrovněp(0) [m], p(0) je atmosférický tlak odpovídající vztažné úrovni [kPa], p(H) je atmosférický tlak odpovídající výšce H [kPa],Where H is the height measured from the reference level p (0) [m], p (0) is the atmospheric pressure corresponding to the reference level [kPa], p (H) is the atmospheric pressure corresponding to the height H [kPa],
Ta je absolutní teplota v nulové výšce MS A [K], z je koeficient teplotní závislosti pro výšky 0 až 11 km podle MSA [K m ] aThis is the absolute temperature at zero altitude MS A [K], z is the temperature dependence for altitudes 0 to 11 km according to MSA [K m], and
R je upravená plynová konstanta pro vzduch podle MSA [m K1].R is the adjusted gas constant for air according to MSA [m K 1 ].
Metoda měření náklonu využívající principu rozdílu tlaků v různých částech konstrukce letadla vychází z předpokladu, že je tlakový profil vzduchu v oblasti tvořené nej vzdálenějším i body konstrukce letadla, v jednotlivých výškách konstantní, viz rovnice (1) a Obr. 1 A, 1B. Na základě rovnice (1) byla stanovena závislost tlakové diference vztažené najeden metr a na výšku nad povrchem země, která je zobrazena na Obr. 3. Z obrázku Obr. 3 vyplývá, že tlaková diference na úrovni hladiny moře je přibližně 12 a 7 Pa/1 m ve výšce 5 km. Jedná se tedy o hodnoty, které jsou měřitelné senzory s malým rozsahem. V The tilt measurement method, using the principle of differential pressure across different parts of the aircraft structure, is based on the assumption that the air pressure profile is constant at each altitude in the area formed by the most distant points of the aircraft structure, see Equations (1) and Fig. 1A, 1B. On the basis of equation (1), the difference in pressure difference per one meter and the height above the ground surface, which is shown in FIG. 3. FIG. 3 shows that the pressure difference at sea level is approximately 12 and 7 Pa / 1 m at a height of 5 km. These are therefore values that are measurable by small-scale sensors. IN
V průběhu letu mění letoun svoji polohu v prostoru a různé body jeho konstrukce se dostávají do poloh symetricky umístěných k těžišti. Tyto body slouží jako vstupy měřicího systému, který měří okamžitou diferenci tlaku na vstupech podle které je možné rozlišit náklony letadla, viz obrázek č. IA i 1B. Hodnotu závislosti výstupního napětí na úhlu natočení letadla je, podle Obr. 1A, možné popsat rovnicí (2), která závisí na úhlu a a vzdálenost bodů la. Situace na obrázku Obr. 1B je možné popsat analogickou rovnicí pro úhel /?a vzdálenost 1$.During the flight, the aircraft changes its position in space and various points of its design reach the positions symmetrically placed to the center of gravity. These points serve as inputs of the measuring system, which measures the instantaneous differential pressure at the inputs according to which it is possible to differentiate the tilt of the aircraft, see Figure IA and 1B. The value of the output voltage versus the angle of rotation of the aircraft is, according to FIG. 1A, can be described by equation (2), which depends on the angle α and the distance of points l a . FIG. 1B can be described by an analogous equation for angle / and distance 1 $.
-3 CZ 302336 B6 (2)-3 CZ 302336 B6 (1)
ΔΡ rattgcΔΡ rattgc
Kde U„„, je výstupní napětí měřené na senzoru tlaku senzoru [V],Where U "" is the output voltage measured at the sensor pressure sensor [V],
JP/m je změna tlaku odpovídající výšce Im [Pa], la je vzdálenost symetricky umístěných měřících vstupů [m], a je úhel natočení letadla od roviny procházející těžištěm letadla a vodorovné vzhledem k zemskému povrchu [°], /1řÁťMA. je výstupní rozsah napětí diferenciálního senzoru [V] a APrwxe je rozsah tlaků měřených diferenciálním senzorem [Pa].JP / m, the pressure change corresponding to the height of Im [Pa], and L is the distance of symmetrically located measuring inputs [m], and the rotation angle of the aircraft from a plane through the center of gravity and the horizontal plane relative to the ground surface [°] / 1ra dark. is the output voltage range of the differential sensor [V] and APrwxe is the pressure range measured by the differential sensor [Pa].
Měřicí systém je založený na principu snímání diference tlaků podle Obr. 1. Systém využívá prvního diferenciálního senzoru 1 tlaku, který je zapojený v letadle v příkladu zapojení podle obrázku č. 2. Obrázek č. 2 definuje snímací systém, který je vybaven dvěma vstupy měřeného tlaku a na výstupu dává napěťový signál úměrný náklonu letounu.The measuring system is based on the principle of sensing the differential pressure of FIG. The system utilizes the first differential pressure sensor 1, which is connected to the aircraft in the wiring example of Figure 2. Figure 2 defines a sensing system that is equipped with two measured pressure inputs and outputs a voltage signal proportional to the airplane tilt.
Přesnost snímacího systému lze zvýšit použitím dvou senzorů, prvního diferenciálního senzoru 1 tlaku a druhého diferenciálního senzoru 23 tlaku, jejichž vstupy jsou připojeny k opačným koncům prvního tlakového přívodu 2 a druhého tlakového přívodu 5. V případě, že se bude měřit diferenciální napětí mezi výstupy prvního diferenciálního senzoru i tlaku a druhého diferenciálního senzoru 23 tlaku je výsledkem dvojnásobná amplituda výstupního signálu. Matematicky lze popsat změnu výstupního napětí oproti referenčnímu tlaku rovnicí (3) a analogicky pro druhý senzor rovnicí (4). Odečtením rovnic (3) a (4) se dostane výsledná změna výstupního napětí senzoru, která je úměrná čtyřnásobku změny tlaku mezi referenční úrovni a měřicím vstupem.The accuracy of the sensing system can be increased by using two sensors, a first differential pressure sensor 1 and a second differential pressure sensor 23, the inputs of which are connected to opposite ends of the first pressure port 2 and the second pressure port 5. In case the differential voltage is measured between the first the differential pressure sensor 1 and the second differential pressure sensor 23 result in a double amplitude of the output signal. Mathematically, the change in the output voltage relative to the reference pressure can be described by equation (3) and analogously for the second sensor by equation (4). Subtracting equations (3) and (4), the resulting change in sensor output voltage is proportional to four times the pressure change between the reference level and the measurement input.
= /(Ρ^+ΔΡ)-/(^-Δ/>) = 2./(ΔΡ). (3) =-(/(^+ΔΡ)-/(Ρ^-ΔΡ)) = -2·/(ΔΡ) (4) = Δ£/,-ΔΕΖ, = 2·/(ΔΡ)+2·/(Δ?) = 4·/(ΔΡ) (5)= / (Ρ ^ + ΔΡ) - / (^ - Δ />) = 2. /(). (3) = - (/ (^ + ΔΡ) - / (Ρ ^ -)) = -2 · / (ΔΡ) (4) = Δ £ /, - ΔΕΖ, = 2 · / (ΔΡ) + 2 · / (Δ?) = 4 · / (ΔΡ) (4)
Přesnost měřicího systému lze ještě zvýšit přepínáním prvního tlakového přívodu 2 a druhého tlakového přívodu 5 na první snímací místo 3 a druhé snímací místo 6 v prvním případě a na druhé snímací místo 6 a první snímací místo 3 v druhém případě. Při přepínání dochází k prohození prvního snímacího místa 3 a druhého snímacího místa 6 mezi sebou pomocí tlakového přepínače 24. Pomocí tlakového přepínače 24, který je ovládán výstupem 19 mikroprocesorového systému 10, lze změřit hodnotu signálu pro dvě navzájem opačné polohy natočení letounu. Průměr z takto změřené hodnoty dává aktuální hodnotu úhlu natočení, ve kterém nejsou uplatněny další vlivy, například drift výstupního signálu, které působí na snímací element senzoru.The accuracy of the measuring system can be further increased by switching the first pressure port 2 and the second pressure port 5 to the first sensing point 3 and the second sensing point 6 in the first case and to the second sensing point 6 and the first sensing point 3 in the second case. During switching, the first sensing point 3 and the second sensing point 6 are swapped by means of the pressure switch 24. By means of the pressure switch 24, which is controlled by the output 19 of the microprocessor system 10, the signal value can be measured for two opposite rotation positions. The average of the measured value gives the actual value of the angle of rotation at which no other influences are applied, for example the drift of the output signal, which acts on the sensor element of the sensor.
Výstupní signál prvního diferenciálního senzoru 1 tlaku je možné popsat rovnicí (6) analogicky lze výstupní signál druhého diferenciálního senzoru 23 tlaku popsat rovnicí (7). Průměr obou hodnot, viz rovnice (8) je po dosazení rozepsán v rovnici (9). Výsledná hodnota popsaná rovnicí (10) je nezávislá na ofsetech jednotlivých senzorů a udává výstupní hodnotu napětí, které je úměrné náklonu tělesa.The output signal of the first differential pressure sensor 1 can be described by equation (6). Analogously, the output signal of the second differential pressure sensor 23 can be described by equation (7). The average of both values, see equation (8), is given in equation (9). The resulting value described by equation (10) is independent of the offsets of the individual sensors and gives the output value of the voltage, which is proportional to the body tilt.
-4CZ 302336 B6 f/...·, =/(4-/(AP)) + C/^., +U„ ^,2=/(-4-/(^)) + ^,,+^ τ τ _ oull ^ou(2 out corrccied /(4/(AP)) + +^qffvef2 (/(-4/(AP)) + ^offset\ out rnrrectcd (6) (7) (8) (9) out r.orructe.d /(8/(ΔΡ)) = /(4-/(ΔΡ)) (10)-4GB 302336 B6 f / ... ·, = / (4 - / (AP)) + C / ^., + U '^, 2 = / (- 4 - / (^)) + ^ ,, + ^ τ τ_ oull ^ ou (2 out corrected / (4 / (AP)) + + ^ qffvef2 (/ (- 4 / (AP)) + ^ offset \ out rnrrectcd (6) (7) (8) (9) out r.orructe.d / (8 / (2)) = / (4 - / (2)) (10)
Pro měření výstupního signálu z prvního diferenciálního senzoru I a z druhého diferenciálního senzoru 23. je použit diferenciální zesilovač 7 jehož analogový výstup je vodičem 8 je analogo5 vě-digitálním převodníkem 9 převeden na číslicový signál, který je dále blokem vstupů 11 mikroprocesorového systému 10, zpracován za použití výpočetní jednotky 12 a paměti J_3. Blok _[4 výstupních obvodů slouží k úpravě signálu pro ovládání tlakového přepínače 24 a k úpravě signálu na íýzické vrstvě prvního výstupu 17 mikroprocesorového systému 10, která přivádí zpracovanou hodnotu náklonu tělesa 4 na zobrazovací přístroj J_8 umístěný na palubní desce tělesa 4 a ío na korekční blok 20, který zároveň přijímá signál systému inerciální navigace 21 a na výstupu tvořeném rozhraním 22 poskytuje signál korigovaný o chyby způsobené časovou nestabilitou snímačů použitých v systému inerciální navigace 2b Mikroprocesorový systém W na základě znalosti polohy voliče tlakového přepínače 24 a změřené hodnoty výstupního signálu analogově digitálního převodníku 9 vypočítá aktuální hodnotu náklonu, která je dále přenášena prvním i5 výstupem 17 mikroprocesorového systému J_0.To measure the output signal from the first differential sensor 1 and the second differential sensor 23, a differential amplifier 7 is used, the analog output of which is a conductor 8, converted by an analog to digital converter 9 into a digital signal which is further processed by the input block 11 of the microprocessor system 10. using the computing unit 12 and the memory 13. The output circuit block 4 serves to adjust the signal for operating the pressure switch 24 and to adjust the signal on the lysis layer of the first output 17 of the microprocessor system 10, which feeds the tilt processing value of the body 4 to the display instrument 18 located on the dashboard of the body. 20, which at the same time receives the inertial navigation system signal 21 and provides an error corrected signal at the interface 22 output, caused by the temporal instability of the sensors used in the inertial navigation system 2b Microprocessor system W based on the position of the pressure switch selector 24 9 calculates the current tilt value, which is further transmitted by the first output 17 of the microprocessor system 10.
Průmyslová využitelnostIndustrial applicability
Systém pro korekci nepřesností systémů inerciální navigace podle uvedeného řešení nalezne uplatnění především v oblasti malých letadel, kde Česká republika patří mezi největší výrobce a vývozce malých letadel na světě. Systém umožní korekce driftu levných systémů inerciální navigace. Tyto korigované jednotky inerciální navigace by následně zvýšily bezpečnost letu letadel, bezpečnost pilotů a bezpečnost lidí a majetku na zemi. Metodu je možné nasadit pro zpřesnění inerciálních systémů, které se pohybují v atmosféře, v oblasti výšek od 0 do přibližně 5 km.The system for correction of inaccuracies of inertial navigation systems according to this solution will find application especially in the area of small aircraft, where the Czech Republic is one of the largest manufacturers and exporters of small aircraft in the world. The system will allow for drift correction of cheap inertial navigation systems. These corrected Inertial Navigation Units would subsequently increase aircraft flight safety, pilot safety and the safety of people and property on the ground. The method can be used to refine inertial systems that move in the atmosphere in the range of heights from 0 to about 5 km.
Claims (4)
Priority Applications (5)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CZ20100011A CZ201011A3 (en) | 2010-01-07 | 2010-01-07 | System for correcting inaccuracy of inertial navigation systems |
| US12/982,127 US20110166786A1 (en) | 2010-01-07 | 2010-12-30 | System for correction of inaccuracies of inertial navigation systems |
| GB1100036A GB2476867A (en) | 2010-01-07 | 2011-01-04 | System for correcting inaccuracies of inertial navigation systems |
| DE102011007952A DE102011007952A1 (en) | 2010-01-07 | 2011-01-05 | System for correcting inaccuracies of a inertial navigation unit |
| FR1150097A FR2954975A1 (en) | 2010-01-07 | 2011-01-06 | SYSTEM FOR CORRECTING INACCURACIES OF INERTIAL NAVIGATION SYSTEMS |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CZ20100011A CZ201011A3 (en) | 2010-01-07 | 2010-01-07 | System for correcting inaccuracy of inertial navigation systems |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CZ302336B6 true CZ302336B6 (en) | 2011-03-16 |
| CZ201011A3 CZ201011A3 (en) | 2011-03-16 |
Family
ID=43639007
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CZ20100011A CZ201011A3 (en) | 2010-01-07 | 2010-01-07 | System for correcting inaccuracy of inertial navigation systems |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US20110166786A1 (en) |
| CZ (1) | CZ201011A3 (en) |
| DE (1) | DE102011007952A1 (en) |
| FR (1) | FR2954975A1 (en) |
| GB (1) | GB2476867A (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CZ302731B6 (en) * | 2010-07-29 | 2011-10-05 | Ceské vysoké ucení technické v Praze | System to measure inclination of a body in atmosphere, especially aircraft inclination |
Citations (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4303978A (en) * | 1980-04-18 | 1981-12-01 | The Boeing Company | Integrated-strapdown-air-data sensor system |
| EP0262702B1 (en) * | 1986-09-30 | 1990-11-07 | The Boeing Company | Apparatus and method for warning of a high yaw condition in an aircraft |
| US5349347A (en) * | 1993-03-29 | 1994-09-20 | Alliedsignal Inc. | Method and apparatus for correcting dynamically induced errors in static pressure, airspeed and airspeed rate |
| US6298287B1 (en) * | 2000-07-24 | 2001-10-02 | Litton Systems, Inc. | System and method of compensating for pressure sensor errors and noise in inertial vertical loop data |
| EP1256863A2 (en) * | 2001-05-08 | 2002-11-13 | Rosemount Aerospace Inc. | Method to calculate sideslip angle and correct static pressure for sideslip effects using inertial information |
| US6626024B1 (en) * | 2001-03-02 | 2003-09-30 | Geoffrey S. M. Hedrick | Redundant altimeter system with self-generating dynamic correction curve |
| EP0742142B1 (en) * | 1995-05-12 | 2004-06-30 | The Boeing Company | Method and apparatus for reducing unwanted sideways motion in the aft cabin and roll-yaw upsets of an airplane due to atmospheric turbulence and wind gusts |
| EP1256862B1 (en) * | 2001-05-08 | 2007-10-10 | Rosemount Aerospace Inc. | Iterative method of aircraft sideslip compensation for multi-function probe air data systems |
| EP1256811B1 (en) * | 2001-05-08 | 2008-03-12 | Rosemount Aerospace Inc. | Multi-function air data probes using neural network for sideslip compensation |
| EP1256812B1 (en) * | 2001-05-08 | 2008-08-20 | Rosemount Aerospace Inc. | Sideslip correction for a multi-function three probe air data system |
| EP1237005B1 (en) * | 2001-03-02 | 2008-08-27 | Rosemount Aerospace Inc. | Integrated flight management system |
Family Cites Families (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| NL274832A (en) * | ||||
| US2044009A (en) * | 1931-11-03 | 1936-06-16 | Mcnally James Anthony | Air navigation apparatus |
| US4792903A (en) * | 1985-07-22 | 1988-12-20 | Universal Propulsion Company, Inc. | Microprocessor controlled post ejection sequencer |
| US7387029B2 (en) * | 2005-09-23 | 2008-06-17 | Velocomp, Llp | Apparatus for measuring total force in opposition to a moving vehicle and method of using |
| US20080255715A1 (en) * | 2007-04-10 | 2008-10-16 | Honeywell International Inc. | Navigation Guidance for Aircraft Approach and Landing |
-
2010
- 2010-01-07 CZ CZ20100011A patent/CZ201011A3/en not_active IP Right Cessation
- 2010-12-30 US US12/982,127 patent/US20110166786A1/en not_active Abandoned
-
2011
- 2011-01-04 GB GB1100036A patent/GB2476867A/en not_active Withdrawn
- 2011-01-05 DE DE102011007952A patent/DE102011007952A1/en not_active Withdrawn
- 2011-01-06 FR FR1150097A patent/FR2954975A1/en not_active Withdrawn
Patent Citations (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4303978A (en) * | 1980-04-18 | 1981-12-01 | The Boeing Company | Integrated-strapdown-air-data sensor system |
| EP0262702B1 (en) * | 1986-09-30 | 1990-11-07 | The Boeing Company | Apparatus and method for warning of a high yaw condition in an aircraft |
| US5349347A (en) * | 1993-03-29 | 1994-09-20 | Alliedsignal Inc. | Method and apparatus for correcting dynamically induced errors in static pressure, airspeed and airspeed rate |
| EP0742142B1 (en) * | 1995-05-12 | 2004-06-30 | The Boeing Company | Method and apparatus for reducing unwanted sideways motion in the aft cabin and roll-yaw upsets of an airplane due to atmospheric turbulence and wind gusts |
| US6298287B1 (en) * | 2000-07-24 | 2001-10-02 | Litton Systems, Inc. | System and method of compensating for pressure sensor errors and noise in inertial vertical loop data |
| US6626024B1 (en) * | 2001-03-02 | 2003-09-30 | Geoffrey S. M. Hedrick | Redundant altimeter system with self-generating dynamic correction curve |
| EP1237005B1 (en) * | 2001-03-02 | 2008-08-27 | Rosemount Aerospace Inc. | Integrated flight management system |
| EP1256863A2 (en) * | 2001-05-08 | 2002-11-13 | Rosemount Aerospace Inc. | Method to calculate sideslip angle and correct static pressure for sideslip effects using inertial information |
| EP1256862B1 (en) * | 2001-05-08 | 2007-10-10 | Rosemount Aerospace Inc. | Iterative method of aircraft sideslip compensation for multi-function probe air data systems |
| EP1256811B1 (en) * | 2001-05-08 | 2008-03-12 | Rosemount Aerospace Inc. | Multi-function air data probes using neural network for sideslip compensation |
| EP1256812B1 (en) * | 2001-05-08 | 2008-08-20 | Rosemount Aerospace Inc. | Sideslip correction for a multi-function three probe air data system |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CZ302731B6 (en) * | 2010-07-29 | 2011-10-05 | Ceské vysoké ucení technické v Praze | System to measure inclination of a body in atmosphere, especially aircraft inclination |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| GB201100036D0 (en) | 2011-02-16 |
| DE102011007952A1 (en) | 2011-07-21 |
| GB2476867A (en) | 2011-07-13 |
| FR2954975A1 (en) | 2011-07-08 |
| CZ201011A3 (en) | 2011-03-16 |
| US20110166786A1 (en) | 2011-07-07 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2386927C1 (en) | Integrated system of redundant instruments | |
| KR102112874B1 (en) | Method and system for compensating for soft iron magnetic disturbances in a heading reference system | |
| ES2335949T3 (en) | COMBINED EMERGENCY INSTRUMENTS FOR AIRCRAFT. | |
| EP2717060B1 (en) | Dynamic self-calibration of an accelerometer system | |
| US11008118B2 (en) | Airspeed measurement system | |
| CN106225769B (en) | Aircraft height setting method and system | |
| CN103292801B (en) | Optical fiber gyroscope theodolite and north finding method thereof | |
| BR102015003266B1 (en) | system for calculating airspeed, and, method for determining an airspeed of an aircraft. | |
| US20150006019A1 (en) | Method for detecting a failure of at least one sensor onboard an aircraft implementing an anemo-inertial loop, and associated system | |
| RU2635821C1 (en) | Integrated backup device system | |
| CN102589573A (en) | Sensor field calibration method in miniature integrated navigation system | |
| JP2021179438A (en) | System and method for compensating for absence of sensor measurement in heading measuring system | |
| RU2539140C1 (en) | Integrated strapdown system of navigation of average accuracy for unmanned aerial vehicle | |
| JP2018049000A (en) | Method and system for compensating for soft iron magnetic disturbances in heading azimuth reference system of vehicle | |
| US10859379B2 (en) | Systems and methods with dead-reckoning | |
| CZ302336B6 (en) | System for correction of inertial navigation systems inaccuracy | |
| ES2651369T3 (en) | System and process for measurement and evaluation of aerial and inertial data | |
| RU58211U1 (en) | INTEGRATED RESERVE SYSTEM FOR PLANES AND HELICOPTERS | |
| RU2249793C2 (en) | Method of calibrating accelerometers | |
| RU2505786C2 (en) | System and method for determining spatial position and heading of airborne vehicle | |
| RU2606712C2 (en) | Integrated system of backup devices | |
| CZ302731B6 (en) | System to measure inclination of a body in atmosphere, especially aircraft inclination | |
| RU2690029C1 (en) | Integrated system of standby devices | |
| US3455172A (en) | Acceleration vector control system | |
| CN117782001B (en) | PAPI navigation aid lamp dynamic angle monitoring and early warning method and system |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | Patent lapsed due to non-payment of fee |
Effective date: 20200107 |